Assessing the Impact of the Inlet Total Pressure Distortion on the Turbofan Thrust

Abstract

1Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова, Москва, РоссияРассмотрены методические подходы к разработке математической модели с применением метода «параллельных компрессоров», предназначенной для оценки влияния неоднородности входного потока на основные параметры авиационного двигателя. На примере расчета двухвального ТРДД на двух характерных для сверхзвукового пассажирского самолета крейсерских режимах полета представлены результаты расчетной оценки, при проведение которой базовое значения коэффициента восстановления полного давления и осредненное значения коэффициента восстановления полного давления на входе сохранялись неизменными. При этом проведение параметрических расчетов осуществлялось для каждого выбранного относительного значения площади области пониженного давления.Ключевые слова: неравномерность полного давления на входе в двигатель, окружная неравномерность, радиальная неравномерность, метод параллельных компрессороов, снижение тяги двигателя ВведениеПри обтекании мотогондолы силовой установки летательного аппарата с газотур-бинным двухконтурным двигателем (ТРДД) вследствие различных причин на вход в дви-гатель поступает неоднородный поток воздуха. Наличие такой неоднородности оказывает негативное влияние на его основные параметры, и в первую очередь, на запас газодина-мической устойчивости (ГДУ) вентилятора и компрессоров, а также на тягу двигателя.Как известно, в общем случае неоднородность поля полного давления на входе мож-но рассматривать как совокупность нескольких составляющих: стационарные составляю-щие (радиальную и окружную) (рис. 1) и нестационарную [1,2]. В зависимости от харак-тера этой неоднородности ее влияние на те или иные параметры может быть различно. Так, на запас ГДУ наибольшее влияние оказывает окружная неравномерность полного давления, а также ее нестационарная составляющая [2]. Что касается тяги двигателя, то,